Кубота Н. Твердые ракетные топлива и взрывчатые вещества

Подождите немного. Документ загружается.

481

15.2.2 Определение расчетных параметров

В противоположность обычной твердотопливной ракете скорость полета

ракеты с прямоточным двигателем зависит от высоты полета, так как плотность

воздуха, забираемого воздухозаборником, изменяется с высотой и, следовательно,

отношение воздух-горючее в камере дожигания изменяется. Из этого следует, что

тяга, создаваемая в прямоточных двигателях, изменяется со скоростью полета, то

есть наблюдается ускорение или

торможение в зависимости от высоты полета.

Аэродинамическое торможение ракеты также изменяется со скоростью полета,

которая изменяет скорость воздушного потока в воздухозаборнике. Чрезвычайно

трудно получить оптимальную зависимость между скоростью и высотой полета.

В таблице 15.1 представлены расчетные параметры и используемая методика рас-

чета.

Параметры, показанные в таблице 15.1, использованы для определения тяги

аэродинамического торможения в вычислительном процессе, приведенном в

таблице 15.2.

Таблица 15.1. Расчетные параметры, которые необходимы при рассмотрении

прямоточных ракетных двигателей

Высота полета

Число Маха

Скорость потока горючего

кг/с

Отношение площадей

Отношение площадей воздухозаборников

mii

AA /

Коэффициент расширения сопла

tee

AA /

Отношение площадей ракеты

mtt

AA /

Площадь поперечного сечения воздухозаборников

Площадь критического сечения сопла

Площадь выходного сечения сопла

Площадь поперечного сечения ракеты

482

Таблица 15.2. Вычислительный процесс для определения тяги прямоточного

двигателя

1. Задайте начальные условия

Высота полета

Атмосферное давление

МПа

Плотность воздуха

кг/м

Температура воздуха

Скорость полета

м/с

Площадь поперечного сечения воздухозаборника

Площадь поперечного сечения ракеты

2. Определите

vAm

3. Определите

Aиm

4. Рассчитайте ε

faa

5. Рассчитайте T

, γ

и М

Используйте программу расчета термохимиче-

ского равновесия

6. Рассчитайте коэффициент разгрузки сопла c

7. Определите р

(

)

tDafc

Acmmp /

8. Определите перепад восстановления давления

9. Рассчитайте c

10. Определите с

11. Рассчитайте DApс

tcF

−

кН

12. Определите F кН

15.2.3 Оптимальная граница режимов полета

На рис. 15.2 приведен типичный результат расчета модели полета для уста-

новления скорости потока горючего, необходимого для поддержания требуемого

числа Маха, при полете прямоточного ракетного комплекса при полетном угле

θ =0°. Расчетная точка выбрана при числе Маха 2,5 на высоте 10 км с

= 0,24 кг/с, где

является оптимальной скоростью потока горючего для не-

обходимого условия обеспечения числа Маха и определенной высоты.

483

Рис. 15.2. Скорость потока горючего и число Маха

как функция высоты полета

Линия при постоянном значении

показывает возможную зону полета.

Например, если высота полета при полетном числе Маха 2,5 изменяется с 15 до

3 км, то

увеличивается с 0,15 до 0,65 кг/с. Полетное число Маха должно уве-

личиваться по мере увеличения высоты полета при постоянном значении

Также показано, что полет становится невозможным ниже числа Маха 2,0 из-за

неэффективной скорости воздушного потока, выводимого из воздухозаборника.

Очевидно, что скорость потока горючего уменьшается с увеличением высо-

ты полета, потому что скорость воздушного потока уменьшается при постоянном

полетном числе Маха. Следует отметить, что воздушное торможение ракеты

уменьшается с увеличением высоты

из-за более низкой плотности воздуха и по-

этому тяга может быть уменьшена, чтобы поддержать постоянным полетное чис-

ло Маха. Тяга увеличивается за счет повышения скорости потока горючего, чтобы

увеличить полетное число Маха при постоянной высоте. Скорость воздушного

потока также увеличивается за счет увеличения полетного числа Маха.

15.2.4 Удельный импульс при полетном числе Маха

Хотя удельный импульс твердотопливного ракетного двигателя определяет-

ся энергетикой его топлива, однако удельный импульс прямоточного двигателя

определяется соотношением смеси потока горючего из газогенератора и потока

воздуха, забираемого из атмосферы. Давление в камере дожигания повышается

под действием ударной волны, образующейся в воздухозаборнике. Горение в ка-

мере дожигания затем увеличивает давление в ней

. Удельный импульс прямоточ-

ной ракеты определяется не только энергетикой газогенерирующего пироланта,

484

но также и аэродинамической эффективностью воздухозаборника. Так как плот-

ность воздуха в атмосфере уменьшается с увеличением высоты, а скорость воз-

душного потока, создаваемого в воздухозаборнике, зависит от скорости полета, то

удельный импульс прямоточной ракеты изменяется в зависимости от скорости

полета и высоты.

Хотя тяга, создаваемая за счет изменения количества движения, задается

соответствии с уравнением (15.1), однако торможение, действующее на ракету,

должно соответствовать тяге, создаваемой при скорости полета. Результаты ана-

лиза полета показывают, что высокая эффективность работы прямоточной ракеты

достигается при сверхзвуковом полете в диапазоне чисел Маха 2-4 [1]. Сверхзву-

ковой воздушный поток превращается в давление и достигает соответствующей

температуры за счет ударной волны,

сопровождающимися увеличением энтропии

системы, и становится дозвуковым воздушным потоком, как описано в разделе

1.2.1. Удельный импульс прямоточной ракеты I

sp,d

определяется как

guII

airspdsp

−= , (15.5)

где u

air

– скорость полета, g – ускорение силы тяжести и I

– удельный импульс

газогенерирующего пироланта, определяемый в соответствии с уравнением:

(

)

gmFI

gsp

= , (15.6)

где F – тяга прямоточной ракеты,

– массовая скорость потока горючего. Ко-

личество движения, поступающее через воздухозаборник, не включается в расчет

. I

определяется подобным образом, как и удельный импульс ракетных топ-

лив.

15.3 Анализ совершенства прямоточных ракет

15.3.1 Система топливного потока

Удельный импульс прямоточной ракеты сильно зависит от скорости воз-

душного потока, забираемого из атмосферы. Газ, обогащенный горючим, обра-

зующийся при горении пироланта в газогенераторе, горит в смеси с воздухом, за-

бираемым из атмосферы через воздухозаборник. Поэтому операционные условия

сильно зависят от скорости генерации массы обогащенного горючим газа и ско-

рости воздушного

потока, забираемого из атмосферы. Другими словами, тяга

прямоточной ракеты в большей степени зависит от скорости полета и высоты.

Если траектория полета прямоточной ракеты задается при постоянной ско-

рости и постоянной высоте, то тяга, которая необходима, также остается постоян-

ной по всей траектории. Так как воздушный поток, подаваемый в камеру дожига-

ния, поддерживается постоянным, то скорость потока горючего, образующегося в

газогенераторе, также поддерживается постоянной. Система управления потоком

горючего в таком случае уже не требуется, и прямоточная ракетная система ста-

новится очень простой. Однако, когда требуемая траектория полета с большой

высоты на низкую или переход с высокой скорости на низкую необходимы, ско-

рость

воздушного потока изменяется от точки до точки вдоль пути полета. Ско-

485

рость потока горючего в таком случае необходимо изменять, чтобы получить тре-

буемую тягу в каждом положении. Прямоточные ракетные системы подразделя-

ются на три типа:

Недросселируемая система потока горючего.

Фиксируемая система потока горючего.

Переменная (регулируемая) система потока горючего.

15.3.1.2 Недросселируемая система потока горючего

Газогенерирующий пиролант системы с недросселируемым потоком уста-

навливается в передней части камеры дожигания. Давление при горении в газоге-

нераторе является эквивалентным давлению в камере дожигания, которое прибли-

зительно равно давлению ударной волны, образующейся в воздухозаборнике,

прикрепленном к камере дожигания. Давление варьируется за счет изменения

скорости полета и высоты. Эта система также

называется "твердотопливным пря-

моточным двигателем".

Если скорость полета увеличивается, то массовая скорость горения пиро-

ланта в газогенераторе увеличивается из-за повышения давления в системе. Ско-

рость потока воздуха, получаемого из воздухозаборника, также увеличивается за

счет увеличенной скорости полета. Поэтому тяга увеличивается, чтобы противо-

стоять повышенному аэродинамическому торможению, описываемому уравнени-

ем (15.3).

Недросселируемая система потока горючего является саморегулируе-

мой системой потока массы, и ее механическая структура является простой без

каких-либо движущихся частей. Однако зависимость тяга-аэродинамическое со-

противление, представляемая уравнением (15.3), регулируется в границе режимов

полета.

15.3.1.2 Фиксированная система потока горючего

Фиксированная система потока горючего является простой установкой, ко-

торая действует, чтобы поддерживать постоянную скорость потока горючего.

Обогащенный горючим газ вытекает из газогенератора через дросселирующее от-

верстие, которое устанавливается в хвостовой части газогенератора. Поэтому

массовая скорость генерации обогащенного горючим газа зависит от давления в

камере дожигания. Если снаряд, приводимый в движение прямоточной

ракетой с

фиксированным потоком, летит с постоянной сверхзвуковой скоростью и на по-

стоянной высоте, то скорость воздушного потока через воздухозаборник остается

постоянной. Так как скорость генерации газа в газогенераторе поддерживается

постоянной, то соотношение воздуха и горючего также остается постоянным. По-

этому достигается оптимальное совершенство процесса горения. Этот класс пря-

моточных

двигателей называется прямоточным двигателем с фиксированным по-

током горючего.

Однако изменения в скорости полета и/или в высоте полета изменяет ско-

рость воздушного потока. В таком случае соотношение воздуха и горючего также

изменяется и меняется тяга, создаваемая прямоточным двигателем. Следователь-

но, граница режимов полета ракеты становится сильно ограниченной. Эти опера-

486

ционные характеристики прямоточной ракеты с фиксированным потоком горюче-

го ограничивают применение ее в составе ракетных систем.

15.3.1.3 Система с переменным потоком горючего

Чтобы преодолеть трудности, связанные с применением недросселируемой

системы потока горючего и системы с фиксированным потоком горючего, была

предложена система с переменным потоком горючего: газообразное горючее, по-

лучаемое в газогенераторе, инжектируется в камеру дожигания. Скорость потока

горючего управляется регулирующим клапаном, установленным в дросселирую-

щем сопле в соответствии со скоростью воздушного потока, вводимого

в камеру

дожигания. Оптимальное соотношение смеси горючего и воздуха, которое зави-

сит от высоты и скорости полета, получается за счет модулирования (регулирова-

ния) скорости горения газогенерирующего пироланта. Если система с регулируе-

мой скоростью потока горючего прикрепляется к дросселирующему соплу газо-

генератора, то скорость потока горючего изменяется, чтобы получить оптимизи-

рованный

горючий газ в камере дожигания. Этот класс прямоточных двигателей

называется прямоточными двигателями с переменной скоростью потока или

"VFDR".

Так как массовая скорость генерации в газогенераторе зависит от давления,

массовая скорость разгрузки – от критического сечения сопла, установленного в

хвостовой части газогенератора, то массовая скорость может изменяться за счет

изменения критического сечения сопла.

Поэтому дросселирующий клапан уста-

навливается в конце газогенератора.

15.4 Принцип действия ракеты с прямоточным

двигателем с переменным потоком горючего

15.4.1 Оптимизация превращения энергии

Воздух со сверхзвуковой скоростью, попадающий в воздухозаборник, пре-

вращается в дозвуковой воздушный поток, находящийся под давлением, за счет

действия ударной волны в воздухозаборнике. Обогащенный горючим газ, обра-

зующийся в газогенераторе, создает давление в камере сгорания и вытекает в ка-

меру дожигания через систему управления газовым потоком. Воздух под давле-

нием и

обогащенный горючим газ образуют предварительно перемешанное и/или

диффузионное пламя в камере дожигания. Продукты сгорания вытекают через

сужающееся-расширяющееся сопло и ускоряются до сверхзвуковой скорости.

Так как скорость воздушного потока, создаваемая в воздухозаборнике, зави-

сит от скорости и высоты полета, то соотношение смеси воздуха и горючего газа

должно регулироваться соответствующим

образом. В некоторых случаях смесь

может быть слишком обогащена воздухом или горючим для сжигания в камере

дожигания, опускаясь ниже пределов воспламеняемости (раздел 3.4.3), и воспла-

менение не происходит (раздел 3.4.1). Чтобы оптимизировать горение в камере

дожигания при различных условиях полета, система, обеспечивающая перемен-

ную скорость потока, крепится к системе управления газовым потоком.

487

15.4.2 Скорость управления потоком горючего

Массовая скорость генерации в газогенераторе регулируется системой

обеспечения переменного потока и соотношением в смеси обогащенного горючим

газа и воздуха в камере дожигания с целью ее оптимизации. Скорость горения ха-

рактеризуется зависимостью r = ap

, где r – линейная скорость горения, р – давле-

ние, n – показатель в законе скорости горения, а – константа. Обе величины n и a

зависят от природы пироланта. Показано, что скорость горения увеличивается с

увеличением давления, так как n является положительной величиной. По мере

увеличения показателя в законе скорости горения скорость горения становится

более

чувствительной к давлению.

Фундаментальная концепция системы с переменным потоком основана на

горении топлива в ракетном двигателе. Массовая скорость генерации и массовая

скорость разгрузки должны быть равны, чтобы поддерживать скорость потока го-

рючего постоянной, подобно балансу масс в ракетном двигателе, как описано в

разделе 14.1. На рис. 15.3 баланс масс между массовой скоростью

генерации

массовой скоростью разгрузки

в газогенераторе показан как функция давле-

ния. Массовая скорость генерации задается зависимостью

rAm

bfg

, (14.3)

где A

– площадь поверхности горения, ρ

– плотность пироланта. Массовая ско-

рость разгрузки сопла газогенератора задается уравнением (1.60) и характеризует-

ся как

ctDd

pAcm =

, (14.4)

где A

– площадь критического сечения сопла, c

– коэффициент разгрузки со-

пла, задаваемый уравнением (1.61) и p

– давление в газогенераторе. Если измене-

ние давления в газогенераторе относительно времени пренебрежимо мало, то и

скорость накопления массы в газогенераторе также пренебрежимо мала. Стабиль-

ное горение получается при

= , то есть

ctDbf

pAcrA =

(14.9)

Подставляя уравнение (3.68) в уравнение (14.9), можно получить давление в

газогенераторе в стационарных условиях:

()

{}

()

tbDfc

AAcapp

−

1/1

// (14.10)

Если площадь критического сечения сопла составляет A

, то массовая ско-

рость разгрузки становится равной

и тогда равновесное давление в газогене-

раторе становится р

с1

, как показано на рис. 15.3. Стабильное давление реализуется

в точке пересечения кривой

и линии

для A

на графике

mиm

в зави-

симости от давления. Если площадь критического сечения сопла уменьшается с

до A

, то точка пересечения смещается к массовой скорости разгрузки

Равновесное давление в газогенераторе смещается от р

с1

до р

с2

. Массовая скорость

горения увеличивается, и поэтому массовая скорость разгрузки также увеличива-

488

ется за счет повышенного давления в газогенераторе. Массовая скорость разгруз-

ки в газогенераторе является переменной, поскольку критическое сечение сопла

меняется, и поэтому тяга, создаваемая прямоточным двигателем с системой

управления потоком, может меняться.

Рис. 15.3. Основная концепция системы с переменной скоростью потока

как функция скорости генерации массы и массовой скорости разгрузки

На рис. 15.4 представлена схема регулирования критического сечения со-

пла, используемая в прямоточном двигателе. Массовая скорость потока через со-

пло, установленное на первичную камеру сгорания (газогенератор) во вторичную

камеру сгорания (камеру дожигания) изменяется за

счет ввода перемещающегося

внутреннего конуса.

Рис. 15.4. Система регулирования критического сечения сопла за счет

применения перемещающегося внутреннего конуса

489

Высокотемпературный газ, получаемый в газогенераторе, попадает в камеру

дожигания через частично перекрытое сопло. Внутренний конический элемент,

помещаемый в сопло, перемещается вперед и назад, чтобы изменить площадь

критического сечения сопла. Когда площадь критического сечения сопла делается

небольшой, то массовая скорость потока увеличивается в соответствии с концеп-

цией, описанной выше. Скорость потока горючего

становится дросселируемой за

счет применения сопла с конусообразным подвижным стержнем.

Как показано на рис. 15.5, если используется пиролант с высоким показате-

лем в законе скорости горения, то диапазон изменения потока расширяется. Од-

нако, как очевидно из рис. 14.6, показатель в законе скорости горения для ста-

бильного горения должен быть n < 1. Следует отметить,

что температурная чувст-

вительность давления в газогенераторе становится высокой, если используется

пиролант с высоким показателем в законе скорости горения.

Рис. 15.5. Диапазон изменения потока для пиролантов с высоким и

низким значениями показателя в законе скорости горения

15.5 Энергетика газогенерирующих пиролантов

15.5.1 Требуемые физико-химические свойства

Химический состав газогенерирующих топлив, используемых в прямоточ-

ных двигателях, отличается от составов топлив, используемых в ракетных двига-

телях. Газогенерирующие пироланты являются, в основном, энергетическими ма-

териалами, которые сами сгорают не полностью, образуя обогащенные горючим

продукты сгорания. Обычно скорости горения и показатели в законе скорости го-

рения пиролантов уменьшаются с уменьшением энергии

, содержащейся в преде-

лах единицы массы пироланта.

Хотя химические компоненты пиролантов являются сильно обогащенными

горючим, однако требуется, чтобы пироланты сами поддерживали горение после

490

воспламенения. Типичный окислитель, используемый в пиролантах, – перхлорат

аммония, который образует газообразные фрагменты окислителя при термиче-

ском разложении. Смеси перхлората аммония и углеводородных полимеров, та-

ких как НТРВ и НТРU, образующих газообразные или карбонизированные горю-

чие фрагменты, образуют обогащенные горючим пироланты. Характеристики их

скорости горения зависят от соотношения компонентов в смеси и

размера частиц

перхлората аммония. Этот класс пиролантов называется пиролантами на основе

ПХА.

Нитрополимеры, содержащие группы –O–NO

и углеводородные структу-

ры, являются пиролантами, которые производят продукты, обогащенные горю-

чим, сопровождая их получение экзотермической реакцией. Типичные нитропо-

лимеры являются смесями нитроцеллюлозы, нитроглицерина, триметилолэтан-

тринитрата или триэтиленгликольдинитрата подобно двухосновным топливам,

используемым в ракетах и артиллерийских системах. Смеси этих нитрополимеров

формируются в виде обогащенных горючим пиролантов, используемых в прямо-

точных

двигателях. Этот класс пиролантов называется нитрополимерными пиро-

лантами.

Азидная химическая связь –N

содержит тепловую энергию, которая осво-

бождается, если связь разрывается без окисления. Типичные химические вещест-

ва, содержащие азидные связи, это глицидилазидный полимер (ГАП), БАМО

(BAMO) и AMMO (AMMO). Эти полимеры сополимеризуются с углеводородны-

ми полимерами с получением обогащенных горючим пиролантов. Продукты экзо-

термического разложения содержат относительно высокие концентрации фраг-

ментов горючего, таких как Н

, СО и С

(тв.)

. Этот класс пиролантов называется

азидными пиролантами. Если ГАП используется в качестве основного компонен-

та этих азидных пиролантов, то они называются ГАП-пироланты.

15.5.2 Характеристики скорости горения газогенерирующих

пиролантов

15.5.2.1 Скорость горения и показатель в законе скорости горения

Типичные газогенерирующие пироланты включают: (1) пиролант на основе

ПХА, состоящий из ПХА ξ

ПХА

(0,50) и НТРВ ξ

НТРВ

(0,50), который отверждается

изофорондиизоцианатом (IPDI); (2) нитрополимерный пиролант, состоящий из

нитроцеллюлозы ξ

НЦ

(0,70) и нитроглицерина ξ

НГл

(0,30), который выполняет

функции пластификатора вместе с диэтилфталатом (ДЭФ); (3) пиролант на основе

ГАП, состоящий из глицидилазидного сополимера ξ

ГАП

(0,85), который отвержда-

ется гексаметилендиизоцианатом (HMDI) и поперечно-сшивающим агентом три-

метилолпропаном (ТМР).

Пиролант на основе ПХА производит относительно высокие концентрации

твердого углерода и хлорида водорода (HCl). Хотя массовая доля компонентов

горючего увеличивается с увеличением массовой доли НТРВ, самоподдержи-

вающееся горение пироланта на основе ПХА становится невозможным из-за не-

достатка теплоты, выделяющейся

при разложении, то есть тепловая энергия, вы-

деляющаяся на разлагающейся поверхности, становится слишком низкой, чтобы